Обтекание тонких крыльев на режиме сильного вязко-невязкого взаимодействия

• Автор: Мьинт Кьи Тар
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 88 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение. Обзор результатов исследований, краткое содержание
диссертации
Глава 1. Обтекание холодных треугольных крыльев на режиме
сильного вязкого взаимодействия при “ньютоновском” предельном переходе
1.1. Постановка задачи
1.2. Введение безразмерных переменных
1.3. Учета особенностей поведения функций течения
1.4. Разложения в окрестности симметрии крыла
1.4.1. Система С00 ~ 1 и её решение.
1.4.2. Система С|0 ~ г2 и её решение.
1.4.3. Система С20 - г4 и её решение.
1.4.4. Система С01 ~ є и её решение.
1.4.5. Система Сп ~ єг2 и её решение.
1.5. Выводы
Глава 2. О влиянии температуры поверхности на течение около . 42 треугольного крыла для режима сильного взаимодействия
2.1. Постановка задачи
2.2. Введение безразмерных переменных '
2.3. Учет поведения функций течения около передних кромок
2.4. Результаты расчетов
2.5. Выводы
Глава 3. О распространении возмущений в т рехмерном
пограничном слое на треугольном крыле на режиме

сильного вязко-невязкого взаимодействия
3.1. Постано в ка задачи
3.2. Асимптотические представления в пограничном слое
3.3. Учет поведения функций течения в вершине крыла и около его 65 передних кромок
3.4. Определение характеристической поверхности
3.5. Результаты расчетов
3.6. Выводы . .
Заключение
Список литературы
Введение
С развитием авиационной и космической техники большое значение приобрело .исследование течений при больших числах Рейнольдса, начало которому было положено в теории пограничного слоя Прандтля [1], которая основывалась на теоретических и экспериментальных исследованиях. В монографиях [2-4] приведены основные результаты классической теории пограничного слоя, причем большинство исследований было посвящено изучению двумерных и симметричных течений. В дальнейшем значительно возрос интерес к течениям в трехмерном пограничном слое [5-8]. Это объясняется тем, что пограничные слои, возникающие на реальных летательных аппаратах, являются пространственными по ■ существу.
■Исследование пространственных пограничных слоев имеет важное значение для определения аэродинамических коэффициентов летательных аппаратов [7-9], а, кроме того, взаимодействие пограничного слоя и следа с невязким потоком может во многих случаях играть определяющую роль для формирования течения в целом [10, 11].
Особую актуальность приобретает изучение трехмерных вязких течений газа при гипсрзвуковых скоростях полета тела. При этих скоростях торможение газа скачком или вязкостными процессами в пограничном слое, вообще говоря, приводит к очень высоким температурам [12, 14]. В результате происходит уменьшение плотности газа и увеличение толщины пограничного слоя по сравнению с течениями при том'же числе Рейнольдаса невозмущенного потока, но при более низких скоростях потока. Другой эффект состоит в возникновении различных физических явлений, которые приводят к тому, что поведение газа начинает отличаться от поведения совершенного газа, и необходимо учитывать реальные равновесные и неравновесные процессы, сопутствующие движению летательных аппаратов в атмосфере [15]. Хотя эти два типа эффектов не являются полностью независимыми, однако их часто

/7 = 0: иаі = у0] = Н0] = 0, 77 -> со : м01 -> 0,Я0І 0.
Из решения системы (1.16) можно найти параметр р.01.

2/7)0 [ V Роо Роо ;
? Аі РюЛм
)+ 1 + 2^ (нм-2щ()и(п)

V Лю у

1 + 2^ (я
Роо /

){—■+4+
УРоо ))
(1.17)

Граничные условия:
/7 = 0: м/0| = 0, 77-» оо : и-,,,-» 0.
Уравнение для >г01 отделяется, но оно зависит от рп из системы Сп ~ єг2.
В качестве примера на рис. 1.13-1.14 приведены профили скорости у01(77) и ит(г]), полученные при решении системы уравнений пограничного слоя на треугольном крыле при ст = 1и 5 = 1. В результате решения найдено:
Рої =-0.32. Ащ = -3.44 .